固体火箭发动机药柱可靠性及寿命预估研究

以某型号固体火箭发动机推进剂力学性能随贮存时间变化引起药柱点火工作瞬时结构可靠性降低为衡量指标,预估了发动机寿命。首先研究了发动机自然贮存2、4、12、14、16 a后推进剂的力学性能参数及其分布规律,然后用随机有限元法分析了发动机点火过程中的应力、应变的统计分布,并用应力-强度干涉模型计算了贮存不同时期药柱的点火瞬时可靠性,以此为依据确定了发动机可靠寿命。研究结果表明,该型号发动机以0.97为可靠性下限的寿命约为15 a。     

CFM56-7B发动机高压涡轮叶片疲劳寿命预测

基于CFM56-7B发动机运行产生的QAR数据,通过建立模型、确立边界条件、有限元软件仿真,在最大起飞功率状态下完成了高压涡轮叶片温度场以及应力、应变场的计算.考虑到实际叶片在多轴非比例循环载荷下工作,选用SWT模型作为疲劳寿命的预测模型,得到叶片的疲劳寿命.结果表明,仿真计算得到的叶片疲劳寿命为14778个循环,与实...     

基于等效试验的蠕变-热疲劳寿命预测方法

 以往的蠕变疲劳寿命预测方法主要是针对蠕变-热机械疲劳提出的,一般不能很好应用于蠕变-热疲劳。由于蠕变 热疲劳试验周期很长,故寿命预测所需的失效数据难以得到。考虑材料的双线性随动强化和蠕变特性,深入研究了蠕变 热疲劳过程中应力和应变的规律。据此,提出把蠕变-热疲劳等效为恒定应力幅和平均应力的热 机械疲劳的寿命预测方法。由于热-机械疲劳试验不需保温时间,所需的试验装置简单、效率高,因此该方法有较好的应用前景。     

我国空间环境试验的现状与发展建议

文章简要回顾了我国空间环境试验的发展历史与现状,并根据我国空间技术发展的需求,从大型复杂航天器环境试验、长寿命航天器环境适应性评估验证与防护、空间环境及其效应在轨飞行实验、月球与深空环境模拟与试验等方面对我国空间环境试验技术发展提出了一些建议。     

基于场强法的平板法兰角焊缝接头的疲劳寿命估算方法

焊接接头疲劳损伤具有局部性特征.基于应力场强法的基本思想,通过对角焊接接头的场径分析,通过对法兰角焊缝接头应力集中区的弹塑性有限元计算和应力场强数值求解,得到了接头焊趾区局部应力场强.在此基础上,根据光滑试件的S-N曲线,最终得到了法兰角焊缝接头的疲劳寿命的一个估算值.该结果与局部应力应变法相比,疲劳寿命预测精度有较大提高,与试验结果吻合良好.      

涡桨发动机方案阶段经济可承受性分析

基于涡桨发动机经济可承受指标的定义,建立了涡桨发动机方案阶段的技术指标体系,提出了涡桨发动机全寿命周期费用指标及估算方法。给出了涡桨发动机方案阶段性能/费用权衡分析、全寿命周期费用估算及经济可承受性指标分析的过程,并以同一涡桨发动机为基准,对比分析了单转子方案和双转子方案的经济可承受性,最终得出该型发动机双转子方案经济可承受性更优的结论。     

基于全寿命周期的军机技术状态更改管理要求

针对军机技术状态管理工作中存在的问题,对基于全寿命周期的军机技术状态更改管理要求进行了研究,明确了相关管理职责、工作要求和具体流程.     

航天企业设备管理与大修理界限的确定

采用现代管理手段，评价设备大修经济界限，对以设备（系统）状态管理为基础的管理方式－预防维修和改善为主，事后维修为辅，对设备实行全过程动态管理。     

正态可靠性下限及容许限系数的插值问题

本文对利用正态单边和双边容许限系数表查算:正态单边和双边可靠性下限、单边和双边容许限系数,提供了一种精度很高、计算简便的插值方法。这扩展了单边和双边容许限系数表的适用范围。对于单边、双边可靠性下限及单、双边容许限系数等国际的编制、修改及应用,提出了指导性的改进意见。